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CN114488794B - 一种采用舵抑制冲压增程炮弹章动的方法 - Google Patents

一种采用舵抑制冲压增程炮弹章动的方法 Download PDF

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CN114488794B CN202111653785.9A CN202111653785A CN114488794B CN 114488794 B CN114488794 B CN 114488794B CN 202111653785 A CN202111653785 A CN 202111653785A CN 114488794 B CN114488794 B CN 114488794B
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Abstract

本发明公开了一种采用舵抑制冲压增程炮弹章动的方法，该方法具体步骤如下：步骤一，根据冲压增程炮弹预设的初始滚转速度，计算舵机的俯仰角速度指令值ωyi；步骤二，测量冲压增程炮弹发生初始章动时的舵机的俯仰角速度，得到俯仰角速度测量值ωy，根据俯仰角速度指令值ωyi及俯仰角速度测量值ωy采用PID算法实时解算舵机的偏转角度步骤三，根据舵机的偏转角度对舵机进行调节，使得舵机带动所述冲压增程炮弹向与所述初始章动相反的方向进行偏转，偏转角度为从而抑制冲压增程炮弹的初始章动。该方法利用舵机控制冲压增程炮弹向与初始章动相反的方向进行偏转，以抑制初始章动。

Description

一种采用舵抑制冲压增程炮弹章动的方法
技术领域
本发明属于冲压增程炮弹控制技术领域，具体涉及一种采用舵抑制冲压增程炮弹章动的方法。
背景技术
对于滚转的冲压增程炮弹，由于弹体的纵向和侧向运动的相互交连，运动非常复杂，而弹体的自旋对于提高射击精度、消除推力偏心引起的误差十分有利，因而滚转的冲压增程炮弹得到广泛的应用，但是，冲压增程炮弹在飞行初始段由于高速的自旋产生了马格努斯效应和陀螺效应，使其产生了附加偏航力，在综合各种力的作用下，使得弹体出现章动，而弹体的章动影响发动机的进气，进而影响燃烧效率和发动机推力，从而最终影响冲压增程炮弹的射程，因此，章动对冲压增程炮弹的射程影响较大。经查阅资料，目前国内外冲压增程炮弹对章动无有效的抑制措施。
发明内容
有鉴于此，本发明提供了一种采用舵抑制冲压增程炮弹章动的方法，该方法利用舵机控制冲压增程炮弹向与初始章动相反的方向进行偏转，以抑制初始章动。
本发明是通过下述技术方案实现的：
一种采用舵抑制冲压增程炮弹章动的方法，该方法具体步骤如下：
步骤一，根据冲压增程炮弹预设的初始滚转速度，计算舵机的俯仰角速度指令值ωyi；
步骤二，测量冲压增程炮弹发生初始章动时的舵机的俯仰角速度，得到俯仰角速度测量值ωy，根据俯仰角速度指令值ωyi及俯仰角速度测量值ωy采用PID算法实时解算舵机的偏转角度
步骤三，根据舵机的偏转角度对舵机进行调节，使得舵机带动所述冲压增程炮弹向与所述初始章动相反的方向进行偏转，偏转角度为/>从而抑制冲压增程炮弹的初始章动。
进一步的，在步骤一中，根据舵机的俯仰角速度与冲压增程炮弹的滚转速度之间的解算关系计算舵机的俯仰角速度指令值；
其中，所述解算关系通过三轴转台试验数据拟合得到。
进一步的，在步骤二中，舵机的偏转角度的计算公式如下：
其中，s为拉普拉斯算子，Kp为比例系数，Ki为积分系数，Kd为微分系数；ωyi和ωy的单位均为°/s。
进一步的，所述俯仰角速度测量值ωy通过IMU测量得到。
进一步的，该方法的控制模型包括：舵机、冲压增程炮弹、IMU、飞控控制模块及舵控控制模块；
外部的控制终端根据冲压增程炮弹的初始滚转速度计算得到俯仰角速度指令值ωyi后，将俯仰角速度指令值ωyi输入给飞控控制模块，IMU4将测量得到的冲压增程炮弹的俯仰角速度测量值ωy输入给飞控控制模块，飞控控制模块根据所述俯仰角速度指令值ωyi及俯仰角速度测量值ωy，实时解算舵机的偏转角度并将所述舵机的偏转角度/>发送给舵控控制模块；舵控控制模块根据所述偏转角度/>对舵机进行控制，使得舵机带动所述冲压增程炮弹向与所述初始章动相反的方向进行偏转，从而抑制冲压增程炮弹的初始章动。
有益效果：
(1)本发明通过控制舵机的偏转角度，使得舵机带动所述冲压增程炮弹向与冲压增程炮弹发射时的初始章动相反的方向进行偏转，抑制了因冲压增程炮弹出炮膛后，尾罩分离和冲压发动机点火导致对冲压增程炮弹扰动造成的初始章动，提高了因初始章动造成的阻力增大影响的炮弹射程。
(2)本发明在冲压增程炮弹的冲压发动机点火之前实现对冲压增程炮弹的初始章动的抑制，抑制该初始章动后，提高了冲压发动机点火的可靠性，当冲压发动机点火成功飞行稳定后，可切换到自动驾驶仪控制流程。
(3)本发明通过单独控制舵机的俯仰角速度实现对舵机偏转角度的控制，与偏航通道控制解耦，进而有效解决了偏航和俯仰通道控制耦合问题。
附图说明
图1为本发明的控制模型图；
图2为本发明方法的流程图；
其中：1、控制器，2、舵机，3、冲压增程炮弹，4、IMU，5、飞控控制模块，6、舵控控制模块。
具体实施方式
下面结合附图并举实施例，对本发明进行详细描述。
本实施例提供了一种采用舵抑制冲压增程炮弹章动的方法，参见附图1，该方法的控制模型包括：控制器1、舵机2、冲压增程炮弹3及IMU4；所述控制器1包括飞控控制模块5和舵控控制模块6；
冲压增程炮弹发射后，但冲压增程炮弹的冲压发动机未点火时，冲压增程炮弹会发生初始章动，此时冲压增程炮弹会有一个初始滚转速度；外部的控制终端根据冲压增程炮弹的初始滚转速度计算得到俯仰角速度指令值ωyi后，将俯仰角速度指令值ωyi输入给飞控控制模块5，IMU4将测量得到的冲压增程炮弹的俯仰角速度测量值ωy输入给飞控控制模块5，飞控控制模块5根据所述俯仰角速度指令值ωyi及俯仰角速度测量值ωy，实时解算舵机的偏转角度并将所述舵机的偏转角度/>发送给舵控控制模块6；舵控控制模块6根据所述偏转角度/>对舵机进行控制，使得舵机带动所述冲压增程炮弹向与所述初始章动相反的方向进行偏转，从而抑制冲压增程炮弹的初始章动。
参见附图2，该方法具体步骤如下：
步骤一，根据冲压增程炮弹的特性(即冲压增程炮弹的滚转角速度越大，则越容易出现章动)，通过三轴转台试验数据拟合得到舵机的俯仰角速度与冲压增程炮弹的滚转速度之间的解算关系ωy＝f(ωx)；
例如：冲压增程炮弹的滚转角速度为3600°/s时，舵机的俯仰角速度为200°/s，通过三轴转台试验数据拟合得到其中，a0、a1、a2、a3均为拟合系数；
步骤二，根据冲压增程炮弹预设的初始滚转速度及步骤一的所述解算关系，计算舵机的俯仰角速度指令值ωyi；
步骤三，通过IMU测量冲压增程炮弹发生初始章动时的舵机的俯仰角速度，得到俯仰角速度测量值ωy，根据俯仰角速度指令值ωyi及俯仰角速度测量值ωy采用PID算法实时解算舵机的偏转角度
其中，s为拉普拉斯算子，Kp为比例系数，Ki为积分系数，Kd为微分系数；ωyi和ωy的单位均为°/s；
步骤四，根据步骤三的舵机的偏转角度对舵机进行调节，使得舵机带动所述冲压增程炮弹向与所述初始章动相反的方向进行偏转，偏转角度为/>从而抑制冲压增程炮弹的初始章动；冲压增程炮弹的初始章动被抑制后，冲压增程炮弹的冲压发动机点火，冲压增程炮弹开始稳定飞行。
综上所述，以上仅为本发明的较佳实施例而已，并非用于限定本发明的保护范围。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (3)

1.一种采用舵抑制冲压增程炮弹章动的方法，其特征在于，该方法具体步骤如下：
步骤一，根据冲压增程炮弹预设的初始滚转速度，计算舵机的俯仰角速度指令值ωyi；
步骤二，测量冲压增程炮弹发生初始章动时的舵机的俯仰角速度，得到俯仰角速度测量值ωy，根据俯仰角速度指令值ωyi及俯仰角速度测量值ωy采用PID算法实时解算舵机的偏转角度
步骤三，根据舵机的偏转角度对舵机进行调节，使得舵机带动所述冲压增程炮弹向与所述初始章动相反的方向进行偏转，偏转角度为/>从而抑制冲压增程炮弹的初始章动；
在步骤一中，根据舵机的俯仰角速度与冲压增程炮弹的滚转速度之间的解算关系计算舵机的俯仰角速度指令值；
其中，所述解算关系通过三轴转台试验数据拟合得到；
在步骤二中，舵机的偏转角度的计算公式如下：
其中，s为拉普拉斯算子，Kp为比例系数，Ki为积分系数，Kd为微分系数；ωyi和ωy的单位均为°/s。
2.如权利要求1所述的一种采用舵抑制冲压增程炮弹章动的方法，其特征在于，所述俯仰角速度测量值ωy通过IMU测量得到。
3.如权利要求1所述的一种采用舵抑制冲压增程炮弹章动的方法，其特征在于，该方法的控制模型包括：舵机、冲压增程炮弹、IMU、飞控控制模块及舵控控制模块；
外部的控制终端根据冲压增程炮弹的初始滚转速度计算得到俯仰角速度指令值ωyi后，将俯仰角速度指令值ωyi输入给飞控控制模块，IMU4将测量得到的冲压增程炮弹的俯仰角速度测量值ωy输入给飞控控制模块，飞控控制模块根据所述俯仰角速度指令值ωyi及俯仰角速度测量值ωy，实时解算舵机的偏转角度并将所述舵机的偏转角度/>发送给舵控控制模块；舵控控制模块根据所述偏转角度/>对舵机进行控制，使得舵机带动所述冲压增程炮弹向与所述初始章动相反的方向进行偏转，从而抑制冲压增程炮弹的初始章动。
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